一种风洞自由飞试验模型飞行轨迹预估方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于风洞飞行试验领域，特别涉及一种风洞自由飞试验模型飞行轨迹预估 方法。
【背景技术】
[0002] 风洞自由飞试验是飞行器动态特性研究中的一种重要手段。其试验原理是在保证 风洞试验与飞行状态的动力学相似的情况下，真实地再现飞行器自由飞行状态下由非定常 气动力作用下的动态特性，通过高速摄影对飞行器的运动特征进行直接记录和观察，同时 基于气动参数辨识技术，根据试验中高速摄像机拍摄记录的模型角位移和线位移数据，获 得飞行器的静、动稳定导数系数，以及阻力、升力系数等。对于面对称飞行器，通过风洞自由 飞试验还可观察其自由飞行状态下的横航向稳定性特性。
[0003] 由于受观察窗尺寸范围和模型尺寸缩比比例的限制，模型在观察窗范围内自由飞 行的时间较短，因此若不能获得足够长的有效拍摄记录时间，将使风洞自由飞试验记录的 有效信息不足而影响对试验结果的准确分析。为了增加有效拍摄时间，通常的风洞自由飞 试验采用发射装置迎气流方向将模型发射到试验段观察窗范围内，从而获得模型迎气流向 上游自由飞行和模型速度减为零后顺气流往下游自由飞行的轨迹。若发射初速度设计合 理，可获得两个观察窗范围的拍摄记录时间。但对于升力体外型或静不稳定飞行器模型的 风洞自由飞试验来说，上述仅通过设置适当的初速度来获得两个观察窗范围的拍摄记录时 间的方法也不再有效，甚至获得一个观察窗范围的拍摄记录时间都较为困难。
[0004] 对于升力体外型的飞行器模型来说，由于其具有较大的升力，模型通常会在到达 观察窗前缘处之前即已飞出观察窗的上缘，而获得模型在观察窗内顺气流往下游自由飞行 的过程更是难上加难，因此其出现在观察窗区域的有效时间较普通模型的风洞自由飞试验 少很多，若初始发射参数和发射位置设置不合理，将会因为模型在观察窗区域停留时间过 短而使得试验由于有效信息过少，导致试验效果较差。而若发射初始位置过于靠后而发射 初速度又较小的话，甚至可能会出现模型无法出现在观察窗区域的情况，从而造成无效的 试验工况。
[0005] 对于一些静不稳定飞行器的风洞自由飞试验，欲使试验模型在观察窗区域停留足 够多的时间将更加困难。静不稳定模型在离开发射机构后通常向前飞行距离较短即迅速向 后方飞行，因此模型几乎没有迎气流向上游自由飞行这一过程，若模型同时是升力体外型， 则在后退的同时还会向上缘飞出，从而加速模型飞离观察窗的过程。
[0006] 由于风洞自由飞试验的试验模型是损耗性的，每次试验要损失一个模型，因此若 模型在观察窗区域停留的有效时间过少甚至无法进入观察窗区域，都会造成试验有效次数 减少或无效次数，这将会造成风洞吹风次数和试验模型的浪费，增大试验成本。因此对上述 两类飞行器来说，为避免模型在观察窗区域停留的有效时间过少或出现无效工况，设置恰 当的发射参数和发射位置，从而使得模型的飞行轨迹尽可能多的经过观察窗区域就显得很 重要。而若通过一次次实际的风洞自由飞试验结果来反复调整发射速度和发射位置同样会 造成风洞吹风次数和试验模型的较大浪费，因此若能够在试验前对在一定发射参数和发射 位置情况下模型飞行轨迹经过观察窗区域的情况进行预估，并进而通过调整发射参数和发 射位置，从而预估出经过观察窗区域的模型飞行轨迹能够满足试验要求的发射参数和发射 位置，将对确保试验效果以及大大降低风洞自由飞试验的成本具有重要意义。
【发明内容】
[0007] 本发明的一个目的是解决至少上述问题或缺陷，并提供至少后面将说明的优点。
[0008] 本发明的目的是预估飞行模型在风洞中进行自由飞行时的飞行轨迹，并通过不断 修改预估飞行轨迹的初始发射参数和发射位置值，使得预估飞行轨迹在风洞观察窗的观察 范围内可以停留较长时间。
[0009] 本发明还有一个目的是提供一种应用于升力体外型和静不稳定模型的风洞自由 飞试验的预估方法，预估升力体外型和静不稳定模型在风洞中自由飞行轨迹，从而确定一 个最佳的自由飞行初始状态，在该初始状态下升力体外型和静不稳定模型在风洞中自由飞 行时能够在观察窗区域停留较长时间，以便观察窗可以获得更多的自由飞行数据。
[0010] 为了实现本发明的这些目的和其它优点，提供了一种风洞自由飞试验模型飞行轨 迹预估方法，包括：
[0011] 步骤一、获得飞行模型的攻角-力学系数表；
[0012] 步骤二、设定自由飞行试验的初始攻角值Θ。、发射位置和初始发射速度；在所述 攻角-力学系数表中利用线性插值法获得所述初始攻角值Θ。下的力学系数，并将所述初 始攻角值Θ。和与其所对应的力学系数记作初始发射参数D。；
[0013] 步骤三、根据风洞参数、自由飞试验的运动方程组和所述初始发射参数D。下的力 学系数，利用Runge-Kutta法计算得到在所述发射位置起飞后的预估飞行轨迹数据；
[0014] 步骤四，当预估飞行轨迹数据不满足试验要求时，重复步骤二和步骤三重新设定 新发射位置、初始发射速度和/或获得新初始发射参数D。，并得到新预估飞行轨迹，直至所 述新预估飞行轨迹满足所述试验要求。预估飞行模型的自由飞行时的飞行轨迹，并通过模 拟自由飞行的初始状态数据，使得飞行轨迹在风洞观察窗的观察范围停留较长的时间，使 得飞行模型的飞行穿过整个观察范围。
[0015] 优选的是，所述的风洞自由飞试验模型飞行轨迹预估方法中，所述步骤四中还包 括：
[0016] 已知风洞观察窗的观察范围在所述风洞中相对于所述发射位置的空间位置信 息；
[0017] 当设定新发射位置后，获得所述风洞观察窗的观察范围在所述风洞中相对于所述 新发射位置新的空间位置信息。
[0018] 优选的是，所述的风洞自由飞试验模型飞行轨迹预估方法中，所述步骤四的不满 足试验要求具体为：
[0019] 当所述预估飞行轨迹数据中的水平方向的线位移i落入所述空间位置信息的空 间范围内时，则根据所述预估飞行轨迹和所述空间位置信息判断所述预估飞行轨迹是否位 于所述观察范围内；当所述预估飞行轨迹没有位于所述观察范围内时，则不满足试验要求。 预估飞行试验的试验目的是在风洞的观察窗内尽可能多地观察到自由飞行轨迹，即试验要 求即为飞行轨迹应当进入观察窗的观察范围内，并且在观察范围内保持足够长得时间。
[0020] 优选的是，所述的风洞自由飞试验模型飞行轨迹预估方法中，所述步骤三具体 为：
[0021] 3. 1利用Runge-Kutta法获取自由飞试验飞行轨迹中描述各个时间步长内的子飞 行轨迹的子方程组；
[0022] 3. 2将所述风洞参数和所述初始发射参数D。代入所述子方程组，获得第一时间步 长的子飞行轨迹数据和所述第二时间步长初始攻角值Θ 1;
[0023] 3. 3重复步骤二获得与所述初始攻角值应的发射参数D1;
[0024] 3. 3将所述风洞参数和所述发射参数D1代入所述子方程组，获得第二时间步长的 子飞行轨迹数据和所述第三时间步长初始攻角值Θ 2;
[0025] 3. 4重复上述步骤3. 2至3. 3,获得每个时间步长的子飞行轨迹数据和下一个时间 步长初始攻角θη;
[0026] 3. 5汇总所有所述子飞行轨迹数据得到预估飞行轨迹数据。将试验模型的自由飞 行试验的飞行轨迹划分成由多个时间步长组成的子飞行轨迹，以及每个时间步长内最终的 飞行参数，并利用上一时间步长最终的飞行参数在攻角-力学系数表中利用线性插值法获 得下一个时间步长的初始发射参数，进而得到下一时间步长的子飞行轨迹，重复上述过程， 获得全部时间步长的子飞行轨迹。以时间步长为1毫秒为例，获得每间隔1毫秒时间该飞 行模型当前预估飞行轨迹数据，将所有1毫秒的当前预估飞行轨迹汇总，即可得到该飞行 模型整个自由飞行过程中的预估飞行轨迹。
[0027] 优选的是，所述的风洞自由飞试验模型飞行轨迹预估方法